低温火箭统一供配气吹除系统试验研究

某低温火箭为减少箭地接口从而提高射前连接器脱落可靠性,舱段吹除系统采用统一供配气模式。为验证该模式中各舱段吹除流量分配的合理性,建立了多级火箭的舱段吹除试验系统,通过试验获得了各舱段流量,同时获得不同进箭温度下各舱段吹除流量的变化。结果表明：采用孔板前压力和温度测试数据计算舱段流量能有效表征实际流量,在满足热环境条件的情况下适当提高吹除温度能有效降低各舱段流量从而减少地面供气系统规模,试验结果与仿真分析结果吻合较好,为后续大型火箭研制提供了参考。     

爆炸载荷下舱板与加强筋抗爆性能分析

以救生舱壳体的抗爆性能为研究对象,通过控制变量法,分别研究了壳体中舱板与加强筋两部分的抗爆性能。通过有限元分析软件 LS-DYNA,对舱板厚度一定,加强筋厚度不同和加强筋厚度一定,舱板厚度不同两种组合进行数值仿真计算,得出了整体救生舱壳体的塑性变形与舱板和加强筋厚度之间的关系曲线。研究结论表明：在一定载荷范围内,加强筋在厚度与整体壳体塑性变形上成双段线性曲线规律;舱板在厚度与整体壳体塑性变形上成抛物线曲线规律。研究成果为救生舱舱板与加强筋厚度设计提供有益借鉴。     

复杂舱段的静态强度有限元分析

对用于飞行姿态控制和弹道修正的脉冲控制器舱段的结构强度进行了静态有限元分析,模拟了飞行器在飞行中的边界条件和载荷.网格划分中考虑到开孔密集,应力变化梯度大,在开孔周围进行了网格加密,并且进行了三种网格密度的计算.数值分析结果表明,计算所得的舱段的应力结果小于材料的强度极限,舱段结构在静力作用下满足强度要求,不会产生破坏,计算结果收敛性较好.     

发动机引流推力矢量方案的内流场分析

对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析,比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响,结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大,燃烧室压力和温度变化不明显;引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数;引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例;引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当,均略小于引流通道喉部面积所占比例;引流造成主动量推力下降幅度明显。     

密闭电池舱段温度场数值仿真

针对锂离子电池在密闭电池舱段内大功率、长时间连续组合放电时会产生大量热量,可能严重影响电池舱段的工作效率和安全性能的问题,采用ANSYS软件对水下航行器电池舱段内部温度场分布建立了数学模型,并进行了仿真分析。仿真结果显示,水下航行器电池舱段以40 A连续工作2.5 h时,最高温度低于临界温度(150℃),表明锂离子电池组在该工况下能够维持热安全。     

推力室氢喷嘴尺寸特性对喷嘴出口流量的影响

针对某型号氢氧发动机推力室氢喷嘴尺寸特性对喷嘴出口流量的影响进行了研究,采用三维数值模拟的方法,研究了模拟氧喷嘴直径、氢喷嘴内孔直径、径向孔直径、下排径向孔距出口距离和两排径向孔间距5个因子对喷嘴出口流量的影响.研究结果表明:当氢喷嘴径向孔入口压力为1MPa时,模拟氧喷嘴直径增大喷嘴出口流量逐步减小,氢喷嘴内孔直径增大喷嘴出口流量增大,径向孔直径增大喷嘴出口流量增大,下排径向孔距出口距离增大喷嘴出口流量减小,两排径向孔间距增大喷嘴出口流量减小.其次,采用响应曲面设计方法,通过数值模拟结合试验建立了模拟氧喷嘴直径、氢喷嘴内孔直径和径向孔直径三因子与出口流量的多元回归仿真数学模型.再次,将流量试验与仿真数学模型计算结果进行相关性分析,两者呈正相关关系.最后,对仿真数学模型进行修正获取氢喷嘴尺寸与流量数学模型.     

美国空军和航空喷气公司复苏整体火箭级方案

这种方案是几个火箭级构成一个整个,其主要特点是:采用强制致偏喷管。这种喷管形状呈六角锥形,每个尖角处开一个孔。即围绕喷管喉部每间隔60度开一个孔,这相当于喷管有六个喉部发动机排气沿出口锥内壁直接向后喷出。由于排气向外膨胀迅速,从而可将喷管做得很短,仅为普通喷管长度1/3。可省去级间段,把两个级套装在一起。     

拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法

拉瓦尔喷管喉径尺寸要求严格,现有成熟的深孔测量方法无法直接应用于拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量。在分析拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的孔口流动模型基础上,提出了基于芯型测头塞规法的拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量方法,分析了芯型测头塞规尺寸与孔口流动模型及其相对灵敏度的关系。优选了短孔模型作为拉瓦尔喷管喉部区域当量直径液力测量的基本模型,确定了当量直径液力测量参数,研制了当量直径液力测量原型装置。在该装置上进行了测量试验,分析了芯型测头塞规直径和测量压差对喉部区域过流流量的影响。最终的重复性试验结果表明,该方法的测量重复性误差为±0.001 8 mm,能够满足拉瓦尔喷管喉部区域当量直径测量需要。     

无负载工况液氧加注流量调试方法研究

针对某新建动力系统试验台液氧加注需求,设计阻力孔板流量调试方案。采用理论计算的方法确定孔板直径,并对加装孔板后的管路流场进行数值模拟,验证了设计的合理性。采用经验证的孔板进行流量调试,得到与各流量输出值相匹配的系统运行工况,将调试得到工况运用于实际的动力系统试验并对结果进行对比分析。结果表明,动力系统试验中液氧加注实际工况与流量调试所确定的工况吻合性好,采用孔板的流量调试方法合理可行。     

水下接触爆炸下防雷舱舷侧空舱的内压载荷特性仿真研究

为研究水下接触爆炸下防雷舱舷侧空舱的内压载荷特性,在水下爆炸气泡第1次脉动周期的约3倍时间范围内,利用LS_DYNA软件对水下爆炸气泡与防雷舱舷侧空舱的相互作用过程和舷侧空舱的内压载荷特性进行了仿真分析,并通过模型试验对仿真结果及分析进行了验证。研究结果表明：伴随着水下爆炸气泡膨胀或收缩,爆炸产物气体从外板破口处流入或流出舷侧空舱,外板也相应地向里凹陷或向外凸出运动;舷侧空舱内部空间被外板花瓣隔成两个区域,舷侧空舱的内压载荷在花瓣前面和花瓣背面具有不同特性;采用有限元方法评估舷侧空舱外板的最大破坏程度时,可将计算时间取为气泡第1次脉动周期的5%.     

某型水下航行器电池舱段热过程CFD分析

锂/亚硫酰氯电池的发热问题会影响水下航行器电池舱段的工作效率,并可能导致严重的安全事故。采用流固耦合传热的方法,建立了某型水下航行器电池舱段内部热过程的数学物理模型,利用FLUENT 6.2软件仿真计算了其工作时内部温度分布情况和温度随时间的变化关系,并对某一工作条件下温度分布和温度随时间的变化关系进行了试验验证。结果显示:水下航行器电池舱段内部温度分布和温度随时间的变化关系主要和单体锂/亚硫酰氯电池的放电电流和传热介质的导热率有关。     

工作五分钟的火箭发动机

大西洋研究公司为有动力的诱饵飞行器研制、试验了火箭发动机,并为飞行验证试验提供了该发动机。这个有动力的诱饵飞行器是由塞莱斯克工业公司按空军合同的要求制造的,并且于1974年6月和7月在伊格林空军基地成功地做了飞行试验。这个端面燃烧的丁羟固体推进剂发动机,工作时间接近五分钟,总冲13,500磅-秒(6.12吨-秒),总重为116磅(52.6公斤)。该发动机直径约为7英寸(178毫米)的部分的长为40英寸(1016毫米),后有直径为3英寸(76.2毫米)、长为12英寸(305毫米)的延伸喷管,通过它将火箭排气经飞行器后控制舱段排出。发动机壳体隔热用Gen-Gard V-44橡胶,延伸喷管的整个内层都暴露在5400°F(2085℃)的气流中,是用碳纤维增强苯酚塑科或石墨制成。在试验中,含18％铝粉的推进剂的溶渣沉积在延伸段和喷管上,在发动机燃烧时间的前30秒喉部面积减小,并在整个发动机工作期间影响到出口锥面的几何形状。这对预先冷却到-25°F(-31.66℃)的发动机就更容易出现。延伸喷管中的沉积物的研究,是研制规划中的一个主要项目。     

真空工作的火箭喷管面积比的最佳化

前言在研究高空工作的单级或多级导弹发动机系统时,总会出现恰当选择喷管面积比的问题。高空的环境压力是相当小的,以致可以将其忽略,基本的火箭理论表明:推进剂的比冲随着面积比(喷管出口面积/喉部面积)的增加而增加。但是较大的喷管会使导弹增加重量,使其总性能降低。因此,应找出一个为该级提供最大性能的最佳面积比。     

地面供配气系统中孔板节流特性分析

孔板节流是简单可靠、应用广泛的地面供配气系统节流方式。分析了孔板节流过程中的流动特性。声速前充气阶段为系统中阀门开启至稳定声速流动阶段,持续时间较短。当孔板上游压力达到一定值后,充气过程存在声速充气现象,在工质确定的前提下,该过程的充气流量只和孔径大小成正比,该阶段为声速充气阶段。随着充气量的增加,背压提升导致孔板前后的压差逐渐减小,声速后充气阶段质量流量随着前后压差的缩小而逐渐减小。对地面供配气系统中孔板节流方案的设计有工程指导意义。     

一维绝热等熵微喷管分析与计算

对喷管出口接近真空情况一维稳态可压缩微喷管内流体进行了理论分析,研究了微喷管几何结构参数,喷管入口流体压力,喷管入口流体温度,喷管出口环境背压和不同工质对喷管出口性能参数的影响,并进行了一维微喷管绝热等熵计算程序设计。针对喉部宽度为19μm,刻蚀深度为300μm,几何扩张比为5.4的微喷管进行了数值计算,计算结果表明:随着微喷管入口流体压力的增加,流体的流量增加,喷管出口推力增大,喉部特征雷诺数增加;在相同的微喷管入口压力下,随着微喷管入口流体温度的增加,喷管出口的比冲增加;随着微喷管出口环境背压的增加,微喷管出口的比冲随之减小;对于不同流体工质,微喷管性能参数受工质摩尔质量、分子内原子数目和动力黏度影响。     

水下接触爆炸下舷侧防雷舱吸能结构形式试验研究

为探究夹芯结构在水下舷侧防雷舱中应用的可行性,比较了不同结构形式防雷舱的变形吸能特性。设计了4种不同吸能结构形式的防雷舱,并分别开展了300 g TNT水下接触爆炸毁伤试验。通过对比分析防雷舱内部舱壁板的变形破坏情况发现：以液舱内壁柔性大变形进行吸能的结构形式,边界必须有强支撑结构,支撑不足时难以发挥薄膜拉伸吸能效果;利用液舱内壁-弧形板-吸能舱内壁整体变形吸能的吸能舱夹芯结构形式,弧形板在为液舱内壁提供有力支撑的同时还可随液舱内壁共同变形吸能,有效提高防雷舱的防护能力;进一步在弧形板间添加泡沫铝,未能取得更好的防护效果;弧形板前移至液舱的夹芯结构形式,弧形板的设置导致水中能量未能充分耗散至整个液舱,能量的汇聚致使内部舱室产生了更严重的破坏。     

电传动履带车辆冷却系统设计与计算

以电传动履带车辆为研究目标,根据机械类和电子类热源部件工作温度不同的特点,设计了高低温双循环水路分别进行冷却散热,高温循环水路冷却机械类热源部件,低温循环水路冷却电子类热源部件,并通过对车辆常用工况和最大热负荷工况时的冷却系统性能参数进行了计算,计算内容包括：高低温循环冷却水路最大散热量、散热器迎风面积、空气流量、冷却水流量、散热器散热面积,并把计算结果与选型排风扇和选型水泵试验数据进行了匹配,计算结果表明：电传动履带车辆采用高低温双循环水路冷却热源部件的技术可行,满足车辆不同行驶工况下的冷却散热要求。     

典型航天结构连接刚度辨识及建模方法研究

航天结构中不同舱段间一般通过螺栓连接为整体,连接结构改变了舱段间的刚度特性,进而影响整体结构的动力学特性,如导致结构在重力及非重力方向模态频率相差较大等现象。以典型航天结构中螺栓连接结构的刚度辨识为研究目标,采用薄层单元法进行等效建模,通过神经网络近似模型辨识出螺栓连接结构的刚度。识别后的连接刚度参数可以有效体现舱段连接的动力学特征,模态计算结果与试验结果的误差在工程合理范围内,可以用于指导航天结构的动特性设计。     

一种自适应喷管面积调节机构

通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。     

水下航行器锂动力电池组的被动热控结构方案

锂动力电池组长时间大电流放电会不断产生热量,若不及时散发,将引发电池组非正常工作、自燃或爆炸等安全性问题。通过水下航行器电池舱段的稳态热分析,针对传热过程的关键环节提出被动热控设计结构,通过数值仿真表明设计方案是可行、有效的。